主翼前缘后掠很大、后缘基本垂直于机身中线、平面形状很接近三角形的机翼就称为三角翼。世界各 国超音速战斗机采用三角翼的很多，说明它的有些特点对超音速飞行是有好处的。但是，二次世界大战后最初的超音速飞机并没有采用三角翼，而是普遍采用后掠翼。
20世纪40年代，战斗机的发展主要表现在追求飞得快和飞得高，即提高飞机的速度和升限。可是 ，当飞机速度接近音速（声音速度，也称声速）时会出现两个大问题：一是飞机会出现突然自动俯 冲的安定性问题；二是阻力会突然增加很多。为解决后一问题，科研人员发现采用后掠翼可以在一 定程度上予以克服。所以，上世纪50年代初出现的战斗机大多都采用后掠翼，而且随着机型更新 ，最大飞行M数（也称马赫数，为飞行速度与音速的比值）的提高，机翼后掠角愈来愈大。最典型的代表就是前苏联的苏-7战斗机，它的机翼前缘后掠角达到了63度。
凡事都有“度”。当后掠翼的后掠角大到一定程度后又会出现一些新的问题，如机翼翼尖部分容易失速的问题变得更加突出，机翼的空气动力弹性变形变得更加严重, 将大为增加机翼的结构重量。另外，如果后掠翼的后掠角不够大，飞机的阻力系数在M数大于1.3以后反而有可能增大。
幸有航空科研人员发现：飞机的超音速阻力问题可以通过采用小展弦比（翼展与机翼平均弦长的比值 ）和相对厚度很薄的机翼来解决，例如美国的F-104战斗机就是采用这一做法的典型代表。但 对于战斗机来说，除了速度要求外，还需要有足够的机翼面积，减少机翼翼载荷（即每平方米机翼 面积承担的飞机重量）以保证飞机的机动性。F-104因为机翼面积小，翼载荷太大，速度是上去了（M数2.0），机动性却很差。
从机翼的几何形状可以看出，与一般的后掠翼相比，由于三角翼的平均翼弦比较长，在机翼面积相同的情况下，其机翼的相对厚度就比较小，机翼前缘后掠角大（一般都为50～60度), 可以降低超音速阻力。同时，这种机翼的刚性好，绝对厚度比较大，使它的机翼翼梁可以做得相对高 而轻，总的结构重量可以减轻。因此，采用三角形机翼可以满足战斗机速度和机动性两方面的综合 要求。20世纪50年代末，有很多战斗机都采用了三角形机翼，如美国的F-102、F-10 6，法国的“幻影”Ⅲ，前苏联的苏-9和米格-21等。我国的歼七就是在米格-21的基础上改进而成的，也采用了三角翼设计。
从气动布局的角度看，三角翼飞机根据其水平尾翼的特点，可分为无尾三角翼飞机（如F-102、“幻影”2000 等）；有尾三角翼飞机（如苏-9/11等）；鸭式三角翼飞机（如法国的“阵风”、瑞典的Saab-37等）和三翼面三角翼飞机（如米格-21的三翼面研究机）等。
1948年，美国康维尔公司研制XF-92A喷气式试验机，采用的就是无尾三角翼设计。195 3年，在此基础上设计出世界上第一架实用型的超音速战斗机F-102，后批生产装备部队。苏 联于20世纪50年代初期和中期，生产出了最早的一批超音速有尾三角翼飞机（如苏-9等）。首架超音速鸭式布局的三角翼飞机是美国人于1964年试飞成功的XB-70轰炸机研究机。
三角翼在空气动力上的优点，除了超音速阻力小外，还有大迎角失速特性好（不容易突然失速），从 亚音速过渡到超音速时，机翼压力中心后移量少，对舵面平衡能力的要求较低，有助于减小超音速配平阻力。
这种机翼在空气动力上的缺点是，机翼展弦比小，在亚音速和大迎角飞行时的诱导阻力（即直接随升 力变大而增加的阻力）偏大，最大升阻比低，对航程很不利；其升力线斜率不高（即随着迎角的增 加，升力系数增加较慢），起降状态时可用的升力较小，作机动动作时，需要较大的迎角，使飞行员的前方视界变差。特别是对于用机械操纵，而不是电传操纵的无尾三角翼飞机，由于不能用襟翼（放襟翼后难以取得平衡），起降滑跑距离都很长。
前苏联在设计这些战斗机时，则仍保留水平尾翼。这种布局可以使用襟翼，能保证较好的起降性能。 苏联的权威研究机构——中央空气流体动力学研究院当时决定，所有战斗机都采用有尾三角翼设计，如苏-9/11、苏-15和米格-21等。不过，加装平尾后会稍微增加一些飞机阻力。
关于三角翼飞机超音速阻力小的优点，我们不妨拿同时代的美国战斗机来作一个比较。米格-21在 M数为1.16时，最大零升阻力系数（不考虑由于升力引起的阻力）只有0.0308（亚音速 时为0.0145）。而美国的F-104战斗机，采用的是很薄的小展弦比梯形机翼，它的超音 速零升阻力系数则为0.048（亚音速为0.0145）。美国另一种采用后掠翼的战斗机F- 4“鬼怪”，其超音速零升阻力系数为0.041（亚音速时为0.0175）。显然，采用三角 翼的米格-21的零升阻力系数要小得多。当然，米格-21的零升阻力系数小，与它采用机头进气方式也有关系。
采用三角翼的歼七/米格-21飞机在M数大于1.1以后，水平增速性能相当好，即使达到M数2 .05，剩余推力仍很大，如果不是受机身弹性变形使方向安定性下降的限制，其最大M数可以达 到2.3。即使与现代战斗机比较，歼七良好的阻力特性也是很突出的。例如F-16的零升阻力 系数在亚音速时为0.0175，在M数1.16时为0.043，也就是说，M数增加，其阻力系数增加很快，到M数1.9时约为0.06左右，都比歼七飞机差。
同时代的法国“幻影”Ⅲ战斗机，由于采用了无尾三角翼布局，在推重比不大（只有0.63）的条 件下，仍能轻易地达到2倍音速（即M数2）。不过，采用无尾布局的飞机不能使用襟翼，起降性 能和低空大迎角机动性能不好。“幻影”Ⅲ起降时的可用升力系数只有0.43左右，而歼七则为0.55～0.60。
当然，与其它形状的机翼一样，三角翼也有明显缺陷。除上述问题外，由于它的展弦比小，诱导阻力大, 最大升阻比小, 使得飞机航程都比较短。例如歼七飞机的展弦比为2.2（“幻影”2000是2.03、F-16 是3.2），亚音速最大升阻比只有8.7（“幻影”2000是8.5、F-16是10.5、 米格-15是14.6）。飞机航程是与最大升阻比直接成正比的，歼七飞机的升阻比较小，因此航程也相对较短。此外，歼七使用的涡轮喷气发动机，而不是涡轮风扇发动机也是航程短的重要因素。
上世纪80年代的法国战斗机“幻影”2000，虽然仍选择无尾三角翼布局，但采用了一些先进技 术，如电传操纵、放宽静安定度等，可克服三角翼飞机起降滑跑距离长的缺点；在空中飞行时，可 用升力系数达到1.4以上（与F-16的可用升力系数相当），它的起降性能和机动性能都有很大提高。由此可见，即使到21世纪，只要设计合理，三角翼不比其它形状机翼差。
有人想在三角翼上加边条，以改进其气动力特性。实验表明，在三角翼上加边条无法克服航程短的缺 点，只能改善飞机的大迎角特性，而这并不是三角翼存在的主要问题。当然，这也不是说，在气动 上就没有潜力可挖了。比较可行的改进方法，就是将三角翼的外翼段后掠角减少，也可以说是两个 前缘后掠角不同的三角形的组合，称为双三角机翼。采用双三角翼后的结果是，展弦比和机翼面积都有所增加，飞机诱导阻力明显下降。前苏联的苏-15战斗机就是采用这种机翼的一个代表。
国产歼七的改进型歼七E和出口型称F-7MG，都采用了双三角机翼和前、后缘机动襟翼，飞机性 能明显提高。一定程度上可满足现代空战的要求，飞机的航程明显增加，起降性能进一步改善，起飞和着陆滑跑距离更短。与原歼七M战斗机相比，F-7MG的中、低空机动性能也有明显提高。
通过计算表明，F-7MG的综合机动性能提高了43％，作战半径增加了10％，起飞滑跑距离缩 短30％，着陆滑跑距离缩短28.6％，爬升率增加20％（海平面，加力状态）。如果只改进 机翼和发动机，F-7MG近距作战效能比歼七M提高了35.9％；增加SSR雷达后，近距作 战效能提高83.9％。由此可见，经过改进的歼七出口型，在现役的同代超音速战斗机中仍然是佼佼者，使用寿命也会大大延长。
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